JP2016014651A

JP2016014651A - Ｍｅｍｓベースのコンフォーマル対気速度センサ

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Publication number: JP2016014651A
Application number: JP2015075698A
Authority: JP
Inventors: ゲイリー・エー・レイ; A Ray Gary
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2014-06-30
Filing date: 2015-04-02
Publication date: 2016-01-28
Anticipated expiration: 2035-04-02
Also published as: RU2620876C2; CN105319388A; JP6389139B2; EP3379258A1; EP2963425A1; US9322685B2; RU2015111359A; CN105319388B; BR102015011126A2; EP2963425B1; BR102015011126B1; US20150377662A1

Abstract

【課題】空気を導き、かつ空気流の圧力と静圧との圧力差を測定する外面を航空機上に作製することにより、着氷または閉塞の問題を解決する、対気速度を測定するためのシステムおよび方法。
【解決手段】航空機の移動中には空気が常に流れているので、この外面は簡単に閉塞することができず、外面上に存在し得るいかなる外部物質も容易に視認可能であり、また、着氷を防止するために外面を加熱することができる。加えて、外面は、航空機の外面形状により厳密に一致し得る可撓性材料で作られる。好ましい実施形態は、各流路における圧力差を測定するために空気流路の下に配置された微小電気機械システム圧力センサと、圧力差を対気速度推定値に変換するための対気速度プロセッサとを備える。
【選択図】図２

Description

本開示は、一般に、航空機の周囲の気団に対する航空機の速度（以下、「対気速度」）を測定するためのセンサに関する。

航空機は、航空機操作、空気力学、および潜在的な失速のために飛行中に自機の対気速度測定を必要とする。この対気速度測定は、通常、空気流に真っ直ぐに正対した管からなるピトー管を用いて行われる。空気圧下で圧縮される内部流体を使用して、流体圧を測定することができ、この流体圧を空気の淀み圧の計算に使用することができる。気流速度を計算するために、指標を与える静圧ポートから測定された静圧に対して比較が行われる。次いで、ベルヌーイの式を使用して、動圧（したがって、対気速度）を計算することができる。

現在のピトー管は、加熱されるが、ピトー管の使用を一定の条件下で問題の多いものにする着氷や閉塞に関する問題を依然として有する。より具体的には、ピトー管は、飛行機が地上にある間に、外部物質により閉塞される可能性があり、加熱したとしても凍結する可能性があり、また、航空機の外面形状により厳密に一致し得る解決策に比べて抗力を増加させる。

着氷または他の閉塞の問題の影響を受けずかつ抗力を減少させる、対気速度を測定するための代替的な方法が必要である。

本明細書に開示する主題は、ピトー管の欠点を回避する、対気速度を測定するシステムおよび方法を対象とする。以下に詳細に開示するシステムは、空気を導き、かつ空気流の圧力と静圧との圧力差を測定する外面を航空機上に作製することにより、ピトー管の着氷または閉塞の問題を解決する。航空機の移動中には空気が常に流れているので、この外面は管の場合のように簡単に閉塞することができず、外面上に存在し得るいかなる外部物質も容易に視認可能であり、また、着氷を防止するために外面を加熱することができる。加えて、外面は、航空機の外面形状により厳密に一致し得る可撓性材料で作られる。

本明細書に開示する実施形態によれば、システムは、各流路における圧力差を測定するために空気流路の下に配置された微小電気機械システム（ＭＥＭＳ，ｍｉｃｒｏｅｌｅｃｔｒｏｍｅｃｈａｎｉｃａｌｓｙｓｔｅｍ）圧力センサと、圧力センサからの圧力差を対気速度推定値に変換するための対気速度プロセッサとを備える。この手法は以下の利点を有する。
（１）各空気流路の下に設置された１つまたは複数のＭＥＭＳ圧力センサは、流動状態の空気とコンフォーマル（共形）表面の真下の静圧との空気圧差を直接測定する。
（２）全ての外面を加熱することができ、氷の堆積の可能性を低減する。
（３）コンフォーマル表面は、外部ピトー管に比べて抗力を低減することができる。
（４）空気流路は、（ピトー管のように）包囲されておらず、それにより、閉塞の可能性を低減する。
（５）空気流路は、航空機の移動中に常に空気流を有し、閉塞の可能性を更に低減する。
（６）流路付き表面上のいかなる外部物質または損傷も離陸前に視認可能である。
これらは、着氷や閉塞のリスクがある、対気速度を測定するいかなる航空宇宙用途にも利益をもたらす。

以下に詳細に開示する主題の一態様は、開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造と、開放空気流路の真下位置において可撓性構造内に設置されかつ開放空気流路と流体連通する圧力センサとを備える装置である。可撓性構造は、静圧入力と、静圧入力と流体連通する静圧室とを備え、圧力センサが静圧室と流体連通する。いくつかの実施形態によれば、圧力センサは、微小電気機械システムを備える容量型差圧センサである。より具体的には、圧力センサは、第１の電極が形成された変形可能なダイヤフラム膜と、第２の電極が形成された基板と備え、第１および第２の電極が、変形可能なダイヤフラム膜の撓みの関数である距離で隔てられる。開放空気流路は狭窄部分を備え、圧力センサが第１の開放空気流路の狭窄部分の真下に配置される。

いくつかの実施形態によれば、装置は、可撓性構造の外面に熱的に結合される加熱素子を更に備える。可撓性構造の外面は、金属またはプラスチックで作ることができる。可撓性構造の外面がプラスチックなどの非熱伝導性材料で作られる場合に、装置は、加熱素子を可撓性構造の外面に熱的に結合する熱伝導性ゲルを更に備える。

いくつかの実施形態によれば、可撓性構造の外面には、第１および第２の開放空気流路が形成され、装置が、第１および第２の開放空気流路の真下において可撓性構造内にそれぞれ設置されかつ第１および第２の開放空気流路とそれぞれ流体連通する第１および第２の圧力センサを更に備える。これらの場合では、装置は、第１の差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第１の信号調整回路と、第１の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第１のデジタル信号に変換するように接続された第１のアナログ‐デジタル変換器と、第２の差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第２の信号調整回路と、第２の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第２のデジタル信号に変換するように接続された第２のアナログ‐デジタル変換器と、第１および第２のデジタル信号を考慮して対気速度推定値を算出するようにプログラムされたプロセッサとを更に備える。

以下に詳細に開示する主題の別の態様は、外面と飛行機の外面に取り付けられたコンフォーマル対気速度センサとを有する飛行機を備えるシステムであって、コンフォーマル対気速度センサが、第１および第２の開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造と、第１の開放空気流路の真下位置において可撓性構造内に設置されかつ第１の開放空気流路と流体連通する第１の容量型差圧センサと、第２の開放空気流路の真下位置において可撓性構造内に設置されかつ第２の開放空気流路と流体連通する第２の容量型差圧センサと、第１および第２の容量型差圧センサにより出力された信号に少なくとも部分的に基づいて航空機の対気速度を推定するようにプログラムまたは構成される電子回路とを備えるシステムである。いくつかの実施形態において、可撓性構造は、静圧入力と、静圧入力と流体連通する第１および第２の静圧室とを備え、第１の圧力センサが第１の開放空気流路と第１の静圧室との間に配置され、第２の圧力センサが第２の開放空気流路と第２の静圧室との間に配置される。第１および第２の開放空気流路の各々は、それぞれの狭窄部分を備え、第１の容量型差圧センサが、第１の開放空気流路の狭窄部分の真下に配置され、第２の容量型差圧センサが、第２の開放空気流路の狭窄部分の真下に配置される。一実施態様によれば、電子回路は、第１の容量型差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第１の信号調整回路と、第１の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第１のデジタル信号に変換するように接続された第１のアナログ‐デジタル変換器と、第２の容量型差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第２の信号調整回路と、第２の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第２のデジタル信号に変換するように接続された第２のアナログ‐デジタル変換器と、第１および第２のデジタル信号を考慮して対気速度推定値を算出するようにプログラムされたプロセッサとを備える。

開示の主題の更なる態様は、流体媒体中を移動するように動作可能である乗物の速度を推定する方法であって、１つまたは複数の開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造を乗物の外面に取り付けるステップと、１つまたは複数の開放空気流路の狭窄部分の真下に設置された１つまたは複数の差圧センサからの信号を送信するステップと、乗物の移動中に周囲の流体媒体に対する乗物の速度を算出するステップであって、その速度の算出が流体媒体の密度および１つまたは複数の差圧センサにより送信された信号に基づく、算出するステップとを含む。各差圧センサにより送信された各信号は、それぞれの開放空気流路の真下の静圧と、同じ開放空気流路における全圧との差を表す。この方法は、差圧センサにより送信されたアナログ信号を調整し、これらのアナログ信号をデジタル信号に変換することを更に含む。一実施態様において、算出するステップは、流体媒体の密度に部分的に基づいてデジタル値をそれぞれの速度推定値に変換するステップと、それらの速度推定値に基づいて平均速度推定値を算出するステップと、所定の閾値よりも大きく平均速度推定値と異なる後続の速度推定値を除去するステップとを含む。開示の実施形態では、流動媒質が空気であり、乗物が航空機である。

ＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサの他の態様を以下に開示し、特許請求する。

典型的なピトー管対気速度センサの断面図を示す図である。コンフォーマル対気速度センサに使用するのに好適であるＭＥＭＳ容量型差圧センサの断面図を示す図である。このＭＥＭＳ圧力センサは、図２に変形していない状態で示す、ダイヤフラム膜を有する。一実施形態によるＭＥＭＳ圧力センサが配置された空気流路の一部の上面図を示す図である。矢印は流路を通る空気流を示しており、より太い矢印はより速い対気速度を示している。切断線がＭＥＭＳ圧力センサのうちの１つの中心を通る、図３Ａに部分的に表す空気流路の断面図を示す図である。一実施形態による冗長な対気速度推定処理の動作を示すブロック図である。ＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサが外面に装着された航空機の機体（すなわち、胴体）の断面図を示す図である。図５に表す航空機機体の外面に装着されたＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサの上面図を示す図である。切断線がそれぞれの空気流路の下に設置された複数のＭＥＭＳ圧力センサを通る、プラスチック材料で作られたコンフォーマル表面を有するＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサの断面図を示す図である。代替的な実施形態による、金属で作られたコンフォーマル表面を有するコンフォーマル対気速度センサの構成要素を示す図である。図６の上部分は、（装着されたときの湾曲したテーパ形状を示していない）複数のＭＥＭＳ圧力センサを備えたコンフォーマル表面の断面図（正確な縮尺で描かれていない、つまり深さを誇張して示してある）を示しており、その一方で、図６の下部分は、関連する電気部品を示すブロック図である。海水位（―・・―）および４０ｋｆｔ（―）での対気速度に対するＭＥＭＳ理論対気速度分解能を示すグラフである。

以下に図面を参照するが、異なる図面における類似の要素には同じ参照符号が付されている。

ここで、例示のために、ＭＥＭＳベースの圧力センサを利用する、対気速度を測定するシステムおよび方法の実施形態について詳細に開示する。しかしながら、改良された半導体装置製造技術を使用して製造されない、好適な大きさおよび感度の代替的な圧力センサを利用することができる。

本明細書に開示する実施形態によれば、システムは、関連する信号調整を伴うＭＥＭＳ容量型差圧センサのアレイと、空気流路とＭＥＭＳ容量型差圧センサ入力用および静的空気取入口用の孔とを備えた部分的に可撓性のコンフォーマル（共形）表面構造とを備える。システムは、最終的な対気速度推定値を計算するプロセッサを更に備える。好ましくは、（空気流路への着氷を防止するために）コンフォーマル表面を加熱するための手段が提供される。コンフォーマル表面が金属または他の熱伝導性材料で作られる場合、加熱手段は、コンフォーマル表面の下側に取り付けられた抵抗加熱ワイヤを備えることができる。コンフォーマル表面がプラスチックまたは他の非熱伝導性材料で作られる場合、加熱手段は、コンフォーマル表面の下にある空間を満たしかつコンフォーマル表面を加熱素子に熱的に結合する熱伝導性ゲルに埋設された加熱素子（例えば、抵抗加熱手段）を備えることができる。これらの構成要素については、以下のセクションで図面を参照してより詳細に説明する。

１．ＭＥＭＳ容量型差圧センサアレイ
好ましい実施形態によるシステムは、動的空気圧を検知するためにＭＥＭＳ容量型差圧センサのアレイを使用し、これを、測定された動的空気圧に基づいて対気速度を計算するために使用することができる。この処理は、周知のベルヌーイの定理（時にはベンチュリ効果と呼ばれる）を使用して行うことができ、ベルヌーイの定理は、動圧に対して適切な表示対気速度を表示するように任意の対気速度計を較正するために使用することができる。

対気速度測定の従来の手段では、空気流に正対した管１２の使用により動圧を測定し、かつ図１に示すような圧力変換器１４を使用した流体測定と共に、異なる位置に位置決めされた空気取入口１６および１８を通して静圧Ｐ_ｓと全圧Ｐ_ｔとの差を測定するピトー管１０を使用する。

ＭＥＭＳ圧力変換器は、所与の媒体の加圧力にある程度比例する電気信号出力を生成する。主な圧力測定のタイプが３つある（絶対圧、ゲージ圧、および差圧センサ）。本明細書に開示する用途では、空気流路における外側の空気流圧とコンフォーマル表面の内側の静圧との差を測定する、１つまたは複数の差圧センサを用いる。小さな圧力変化を検出する能力により、小さな圧力差を正確な対気速度測定値に変換しなければならない用途に対してＭＥＭＳ差圧センサが理想的なものとなる。

また、ＭＥＭＳ圧力センサに使用される様々な技術が存在する。最も一般的な種類のＭＥＭＳ圧力センサは、圧電抵抗技術に基づいており、物理的な圧力刺激（すなわち、ダイヤフラム全体にわたるイオン注入抵抗における歪み力）にさらされると抵抗率が変化する歪みゲージを実装する。残念ながら、これらのセンサは、温度変化に本質的に感応し、航空機でのこれらセンサの使用を問題の多いものにする。使用される他の一般的な技術は、容量型のものである。

容量型差圧センサは、加圧力に起因する変形可能な導電性ダイヤフラムの撓みにより圧力の変化を測定する。典型的には、容量型差圧センサは、間に小さな間隙がある２つの導電性電極に基づいている。導電性電極の一方は、変化する圧力差に応答して他方に対して移動可能である。電界（および静電容量）は、２つの電極間の距離の関数として線形に変化する。間隙が小さければ小さいほど、２つの電極がコンデンサに接触してコンデンサを短絡するまで、静電容量値が高くなる。容量型センサはまた、温度の作用に不感応であり、このことは、圧電型に勝る大きな利点である。本明細書に開示する実施形態によれば、ＭＥＭＳ容量型差圧センサが用いられる。

一実施形態によるＭＥＭＳ容量型差圧センサ２０の断面が図２に示されている。このセンサは、シリコン基板（すなわち、基部）２２と、基板２２から上方に延伸する周壁２４と、周壁２４に取り付けられた周縁部分を有する変形可能なダイヤフラム膜３０とを備える。基板２２、周壁２４、およびダイヤフラム膜３０により境界を定められた空間の容積は、以下により詳細に説明するように、静圧の空気によって占められる空隙部２６を形成する。ダイヤフラム膜３０が変形していない状態で示されており、膜の両側に作用する（それぞれの組の対向する矢印により図２に表す）内圧と外圧が等しいことを意味する。

図２に表すＭＥＭＳ容量型差圧センサ２０は、基板２２の上表面に形成された底部電極２８と、ダイヤフラム膜３０の内表面（すなわち、図２で分かるように下表面）に形成された頂部電極３２とを更に備える。両電極は、導電性材料で作られる。図３Ｂを参照して後により詳細に説明するように、航空機の飛行中、ダイヤフラム膜３０の外面（すなわち、図２で分かるように上表面）は、流路における空気流によりかかる外圧にさらされ、その一方で、ダイヤフラム膜３０の内表面は、空隙部２６内の空気によりかかる内静圧にさらされ、その空気は、コンフォーマル表面の本体内の静的空気と流体連通する（図２には図示しないが、図３Ｂの静圧室３６を参照されたい）。

ここでは、便宜上、図２に表すＭＥＭＳ容量型差圧センサ２０が装着される航空機の飛行中での、ＭＥＭＳ容量型差圧センサ２０のセンサの動作を簡潔に説明する。ダイヤフラム膜３０の外面にかかる外圧が、ダイヤフラム膜３０の内側表面にかかる内圧（すなわち、空隙部２６内の圧力）よりも大きいときに、頂部電極３２が底部電極２８側に撓み、有効静電容量が増加する。電界（および静電容量）は、２つの電極間の距離の関数として線形に変化する。間隙が小さければ小さいほど、静電容量値が高くなる。そのような静電容量の変化に部分的に基づいて、対気速度を推定することができ、その静電容量の変化は、ダイヤフラム膜３０の前後の圧力差の関数である。

ＭＥＭＳ圧力センサは、圧力センサからの生データおよび高精度のＮＩＳＴ（ＮａｔｉｏｎａｌＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｔａｎｄａｒｄｓａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，米国国立標準技術研究所）較正基準センサからの正確な測定値を取り込みつつ、ある圧力を加えることにより較正される。この手順は、多くの圧力設定点に対して繰り返され、センサ出力に対して直線を当てはめるために、取り込まれたセンサデータが補償アルゴリズムにより実行される。オフセットおよび利得などの較正係数は、この処理において算出される。本明細書に開示する対気速度測定システムでは、外部要因に対して完全に補正された測定された圧力を極めて正確に報告するために、実装された不揮発性メモリにそれらの係数が格納される集積装置を使用する。それから、これらの圧力値は、図４および図６を参照して後に詳細に説明するように、対気速度プロセッサに伝達することができる。

ＭＥＭＳベースのセンサなどの小型化された容量型センサは、１つの潜在的問題、すなわち、環境ノイズ、寄生静電容量、漏洩抵抗などの寄生効果を有する。これらの効果は、圧電抵抗装置ではそれほど顕著ではない。これらの寄生効果は、容量型装置の場合、本質的に小型化に関連付けられる。センサ寸法の縮小は、有効静電容量値を数フェムトファラッドまで縮小することを暗示する。よって、高出力インピーダンスおよび高いノイズ感度を回避することができず、浮遊静電容量の影響がより支配的になる。したがって、信号調整は、圧力センサのごく近傍で（すなわち、センサパッケージ自体の内部で）行われなければならない。

２．空気流路を備えたコンフォーマル表面構造
本発明に開示する実施形態によるコンフォーマル対気速度センサは、空気流路とＭＥＭＳ容量型差圧センサ入力用および静的空気取入口用の孔とを備えた部分的に可撓性のコンフォーマル表面構造を更に備える。コンフォーマル表面４０は、金属またはプラスチックなどの、可撓性材料で作られる。図５に表すように、対気速度の正確な測定を確実にするために気流が空気流路方向に平行に流れるように空気流路が位置決めされた状態で、（多数の空気流路を備えた）コンフォーマル対気速度センサ３８の可撓性コンフォーマル表面４０を、飛行機胴体（すなわち、機体）の湾曲表面４８に位置決めすることができる。コンフォーマル表面４０の可撓性は、コンフォーマル対気速度センサ３８が航空機胴体の外面４８の輪郭に一致することを可能にする。飛行機が空中を移動する結果として空気が流れるときに、一部の空気が各空気流路を通って流れる。この空気は、空気流路の設計の影響を受け、この空気流路は、対気速度（したがって、空気圧）を、その空気流路内のＭＥＭＳ容量型圧力センサの測定範囲内の圧力に変換するように設計可能である。

図３Ａは、一実施形態による１対のＭＥＭＳ容量型差圧センサ２０が配置された空気流路３４の一部の上面図を示している。（代替案では、１つの圧力センサまたは３つ以上の圧力センサを各空気流路内に配置することができる。）図３Ａの矢印は空気流路３４を通る空気流を示しており、より太い矢印はより速い対気速度を示している。対気速度は、空気流路３４の中心からの距離の増大に対して放物線状にゼロになるまで減少する。ＭＥＭＳ容量型差圧センサ２０は、最大差圧がセンサ範囲に含まれるが、乱流が最小となるように位置決めされる。

図３Ｂは、切断線がＭＥＭＳ容量型差圧センサ２０の中心を通る、図３Ａに表す空気流路３４の断面図を示している。空気流路３４はコンフォーマル表面に形成される。コンフォーマル表面の部分４０ａ〜４０ｄが図３Ｂに示されており、この図では、外側部分４０ａおよび４０ｄがコンフォーマル表面の外側の一部を形成しており、空気流路の壁部分４０ｂおよび４０ｃが流路３４の１対の壁を形成している。この例において、空気流路３４は、空気流路３４の幅が減少すると、空気速度が増大し、したがって、空気圧がある特定の設計箇所で減少するような設計方式で空気流を絞る空気流路の壁部分４０ｂおよび４０ｃを備えるように設計される。これは、選択されたＭＥＭＳ圧力センサの圧力範囲と一致するように使用される（この場合、ＭＥＭＳセンサ範囲は設計対象とされる最速の対気速度での全圧マイナス静圧未満である）。空気流路には、空気流速を低減するだけでなく、一貫した空気圧測定に役立つように乱気流を低減または変更する小さなリッジまたは窪みなどの、多数の減速段および他の形状操作でさえ使用することができる。

図３Ｂにおいて、ＭＥＭＳ容量型差圧センサは、（図示していない頂部電極３２を備えた）ダイヤフラム膜３０と（図示していない底部電極２８を備えた）シリコン基板２２とをそれぞれ表す１対の水平線で象徴的に表されている。図３Ｂで分かるように、空気流路３４は、全圧を有する空気流によって占められ、その空気流が、ダイヤフラム膜３０よりも上方の空間と流体連通する。ダイヤフラム膜３０とシリコン基板２２との間の空隙部２６は、それぞれの静圧室３６と流体連通する。

図５Ａは、３つの空気流路３４ａ〜３４ｃを有するコンフォーマル表面４０を備えるＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサ３８の上面図を示す図である。対気速度センサが装着された航空機の飛行中に、図５Ａの右側の１組の平行矢印で表されるように、圧力Ｐ_１および速度Ｖ_１の空気流が、対気速度センサ３８の前端部において空気流路に入る。空気流路３４ａ〜３４ｃの各々は、狭窄部を有する。それぞれのポートは、それぞれの狭窄部において各空気流路の底部に設けられる。それぞれのＭＥＭＳ空気圧センサ２０ａ〜２０ｃは、これらのポートよりも下方に設置される。空気流路の狭窄部分において、空気流は、（Ｐ_１未満の）圧力Ｐ_２および（Ｖ_１よりも速い）速度Ｖ_２を有する。対気速度センサ３８は、対気速度センサの後端部に１つまたは複数の静圧入力ポート（図５Ａでは視認できない）を更に備える。これらの静圧入力ポートは、図６に示す静圧室３６ａ〜３６ｃに流体連通する。静圧入力ポートに流入する周囲空気は、圧力Ｐ_Ｓおよび速度Ｖ_Ｓを有する。

図５Ｂは、断面がそれぞれの空気流路３４ａ〜３４ｃの下方にあるＭＥＭＳ圧力センサ２０ａ〜２０ｃを通る、図５Ａに表すＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサ３８の断面図を示す図である。図５Ｂに表す実施形態において、コンフォーマル対気速度センサ３８は、多数の内部リブ４４で接続されたコンフォーマル表面４０および裏側表面４２を備え、それらの構造が可撓性プラスチック材料で作られる。図５Ｂに表すコンフォーマル対気速度センサ３８の内部空間は、以下に詳細に解説するように、加熱するために熱ゲル４６で満たすことができる。コンフォーマル対気速度センサ３８は、両側ならびに前縁部および後縁部がテーパ状とされる。図５Ｂに示すＭＥＭＳ圧力センサ２０ａ〜２０ｃは、静圧流路３５と流体連通し、この静圧流路３５は、構造が図６に示す静圧室３６ａ〜３６ｃと同様である複数の静圧室（図５Ｂには図示せず）と流体連通することができる。

図６は、代替的な実施形態による、金属で作られたコンフォーマル表面を有するコンフォーマル対気速度センサの構成要素を表している。図６の上部分は、（装着されたときの湾曲したテーパ形状を示していない）複数のＭＥＭＳ圧力センサ２０ａ〜２０ｃを備えたコンフォーマル表面の断面図（正確な縮尺で描かれていない、つまり深さを誇張して示してある）を示しており、その一方で、図６の下部分は、関連する電気部品を示すブロック図である。図６に表す実施形態において、コンフォーマル表面４０および裏側表面４２（ならびに図示していない複数の内部リブ）は、可撓性を有する金属で作られる。（本明細書で使用する場合、「金属」という用語は、純金属および金属合金を含む。）コンフォーマル表面４０は、３つの空気流路３４ａ〜３４ｃと共に形成される。図６において、断面は、それぞれの空気流路３４ａ〜３４ｃの狭窄領域内の複数のＭＥＭＳ圧力センサ２０ａ〜２０ｃを通過する平面で取られたものである。図６に表すコンフォーマル対気速度センサは、それぞれのＭＥＭＳ圧力センサ２０ａ〜２０ｃの真下に配置された複数の静圧室３６ａ〜３６ｃを更に備える。静圧室３６ａ〜３６ｃは、静圧流路３５ａおよび３５ｂを介して互いに流体連通する。多数の抵抗加熱ワイヤ５８は、以下に詳細に説明するように、加熱するために金属製のコンフォーマル表面４０に取り付けられる。

３．対気速度推定プロセッサ
図６に表すように、ＭＥＭＳ差圧センサ２０ａ〜２０ｃの各々からのアナログ信号は、それぞれのＭＥＭＳ差圧信号調整回路６０により調整される。次いで、調整されたアナログ信号は、アナログ‐デジタル変換器６２によりデジタル信号に変換される。システムは、デジタル信号を処理する対気速度センサのデジタルプロセッサ６４を更に備える。このデジタル処理は、複数のＭＥＭＳ差圧センサ２０ａ〜２０ｃの静電容量の変化を決定し、最終的な対気速度推定値を計算することを含む。オフセットおよび利得などの較正係数は、不揮発性メモリ６６に格納され、この較正係数は、外部要因に対して完全に補正された測定された圧力を極めて正確に報告するために、対気速度センサのデジタルプロセッサ６４で使用される。図６に表す電子回路は、電源６８により電力供給され、この電源６８は航空機から電力を受け取る。

図４は、冗長な対気速度推定処理を示すブロック図である。対気速度センサのデジタルプロセッサは、ｎ個のＭＥＭＳセンサのアレイから（アナログ形式またはデジタル形式のいずれかで）補正された空気差圧測定値Ｐ_１〜Ｐ_ｎを受け取り、１つの対気速度推定値を生成する。正確な推定を行うには、特定の空気流条件下で各ＭＥＭＳセンサの箇所に圧力場を生成する計算流体力学（ＣＦＤ，ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｆｌｕｉｄｄｙｎａｍｉｃｓ）シミュレーションと対気速度計算を密に結び付ける必要がある。処理は以下の通りである。

１．所望の減圧比を達成する空気流路形状を設計する。
２．空気流路にわたる圧力場の推定値を生成する空気流路の（典型的にはナビエ・ストークス方程式か格子ボルツマン法のいずれかを使用して）ＣＦＤシミュレーションを開発する。
３．複数の代表的な速度の空気流を発生させ、ＭＥＭＳ圧力センサの箇所における模擬圧力場を推定する。
４．位置ｋおよび空気密度ρで異なる圧力測定値Ｐ_ｋを取る数学的変換Ｔ_ｋ（Ｐ_ｋ，ρ）（静圧ポートにおける圧力測定値Ｐ_ｓおよび温度測定値Ｔ_ｓを使用することを含む、種々の方法で推定できる）を設計し、ＣＦＤシミュレーションモデルから対気速度推定値を生成する。
５．風洞内において、航空機または航空機構造に装着された実際の空気流路で測定された対気速度にて較正ステップを実行する。
６．測定された性能を考慮して、数学的変換Ｔ_ｋ（Ｐ_ｋ，ρ）を修正する。

対気速度センサのデジタルプロセッサは、最終的な対気速度推定値のより正確な平均値を生成するために外れ値を捨てることによりＭＥＭＳ圧力センサからの差圧測定値に対してこれらの変換を行う。詳細は、図４のブロック図に示されている。対気速度センサのデジタルプロセッサは、第１〜第ｎのＭＥＭＳ圧力センサから差圧測定値Ｐ_１〜Ｐ_ｎを受け取り、それぞれの対気速度推定値を生成するためにステップ５０における変換を適用する。これらの対気速度推定値は、スイッチ５２に出力され、それらのスイッチが開いている場合に、連続した時間間隔の間に各組に対してそれぞれの対気速度推定値の平均値を計算するソフトウェアモジュール５４により処理され受け取られる。得られた平均値は、一定時間にわたる連続した対気速度推定値として出力される。スイッチ５２の状態は、前回の平均対気速度推定値からあまりにかけ離れた対気速度推定値を削除し、それにより、外れ値を除去するように構成されたスイッチ制御回路５６により制御される。

４．加熱素子での熱伝達
本明細書に開示する外部に装着されたコンフォーマル対気速度センサ上での氷の堆積を防止するために、コンフォーマル表面を加熱することができる。航空機表面上に様々な外側湾曲部を有する航空機への装着に適合するようにコンフォーマル表面構造が可撓性であるので、表面の加熱がその可撓性に干渉すべきではない。以下の２つの選択肢を用いることができる。

（１）図６に表すように、コンフォーマル表面の外側部分の下側に取り付けられ、および／またはコンフォーマル表面の空気流路の壁部分に隣接する多数のワイヤ５８を備える抵抗加熱器を設けることができる。これは、コンフォーマル表面４０が金属または何らかの他の熱伝導性材料で作られる場合に適切である。ワイヤ５８の加熱は、対気速度センサの加熱器制御回路および駆動回路７０により制御される。制御回路は、加熱回路をオンオフし、温度を監視し、かつ加熱器の状態を制御コンピュータに送信する役割を担う。駆動回路は、加熱ワイヤ５８に電気を直接供給する高アンペア回路である。

（２）ここで図５Ｂを参照すると、加熱素子（図５Ｂには図示せず）は、（静圧が存在する空隙を除き）コンフォーマル表面４０と裏側表面４２との間の空間を満たす熱伝導性ゲル４６内に設けることができる。このことは、プラスチックから作られたコンフォーマル表面などの非熱伝導性コンフォーマル表面には適切である。

設計計算
ピトー管の計算に使用される形式のベルヌーイの定理によれば、
（ρ／２）Ｖ^２＝Ｐ_{ｔｏｔａｌ}−Ｐ_{ｓｔａｔｉｃ}
であり、ここで、ρは、所定の高度での空気密度であり、Ｖは、流線形の所定の地点における空気流速であり、Ｐ_{ｓｔａｔｉｃ}は、特定の大気の気象条件下での航空機の静的空気圧であり、Ｐ_{ｔｏｔａｌ}は、航空機の移動により生じる空気流の結果としてかかる全空気圧である。二乗の速度係数の結果として、旅客機の巡航段階の大部分の間で全く典型的であるように、航空機が時速６００マイルまたは秒速２６９メートル（ｍ／秒）で移動しているときには、全空気圧は、静的大気圧よりも大幅に高くなる可能性がある。

ＭＥＭＳ圧力センサが０〜ＲｋＰａの圧力範囲を有すると仮定する。ここでは、５ディケード分解能（ｄｅｃａｄｅｓｒｅｓｏｌｕｔｉｏｎ）でのいくつかの非常に高感度のセンサについてはＲ＝０．５Ｔｏｒｒもしくは３．２５ｋＰａであるまたは４０００倍の分解能でＲ＝７ｋＰａである。４０００倍の分解能での０から３００ｍ／秒までの対気速度範囲で７ｋＰａの範囲を使用して、結果は図７に示す（対気速度の関数としての）対気速度分解能推定値である。ここでは、空気流路の設計では、全圧を圧力センサの範囲内に含めるために、３００ｍ／秒では３倍の率で全圧を低減しなければならない。

動作原理
本明細書に開示する装置の動作原理は、液体および気体の流れを測定するためのベンチュリ効果を修正したものである。ベンチュリ効果は、流体の流れを制限する「漏斗」の使用に基づいている。漏斗状の空気流路の断面積が減少すると、流体の速度が増加し、これに応じて圧力が低下する。これは、流体力学を支配する法則に従って、連続性の原理を満たすために流体が狭窄部を通過する際に、流体の速度が増加しなければならないからである。反対に、力学的エネルギー保存則を満たすために、流体の圧力は低下しなければならない。したがって、狭窄部を通して増加した速度による流体運動エネルギーの利得は、流体圧力の降下により打ち消される。この原理は、体積流量を測定するベンチュリ計を作製するために使用される。この効果は、図３Ａおよび図５Ａに示すように、単に流れを部分的に制限することより修正され、その結果、この効果は低減されるが、依然として存在する。

具体的には、略コンフォーマル形状は、コンフォーマル表面を横切るがコンフォーマル表面に直交しない空気流を制限するためにコンフォーマル表面に形成された空気流路と共に設計されるべきである。この「開放空気ベンチュリ表面」は、制限された建物構成などでの、他の内容で研究されている。図３Ａおよび図５Ａに示すように、絞り流路形状を備えた略コンフォーマル対気速度センサ表面を設計することにより、対気速度増幅率Ｋを指定値に増加させることができる。これは、１つまたは複数の設計された流路絞り部を使用して順々に行うことができる。空気流量を増加させることにより、圧力を同じ率だけ減少させることができる。したがって、（例えば）上に開示した例において述べた３倍低減を達成することができる。空気流路における測定から、最終的な対気速度を推定することができる。これを以下に数学的に説明する。

空気流速および圧力に対する図５Ａの表記を使用して、ベルヌーイの定理によれば、
Ｐ_１−Ｐ_２＝（ρ／２）（Ｖ_２ ^２−Ｖ_１ ^２）
である。

したがって、所望の対気速度Ｖ_１は、大気密度ρと共に、制限された流れのより速い速度Ｖ_２およびそれと逆相関の圧力に関連付けられる。ここで、ρは、他の高度測定値および温度測定値を使用して推定するかまたは静的空気ポートにおける圧力Ｐ_ｓおよび温度Ｔ_ｓならびに理想気体法則の関係
Ｐ_ｓ／（Ｒ_ａｉｒＴ_ｓ）＝ρ
（ここで、Ｒ_ａｉｒは、空気の比気体定数である）を使用して直接測定することができる。また、Ｐ_２およびＰ_ｓは、ベルヌーイの原理により
Ｐ_２−Ｐ_ｓ＝（ρ／２）Ｖ_２ ^２
と関連付けられる。

したがって、Ｖ_２が
Ｖ_２＝√（（Ｐ_２−Ｐ_ｓ）／（ρ／２））
であると分かる。速度増幅率Ｋ＝Ｖ_２／Ｖ_１を対気速度センサ表面流路に設計することにより、Ｖ_１の最終推定値が得られる。

これらの計算は、理想的な非圧縮性気体のためのものである。ＣＦＤシミュレーション結果と圧縮の両方の追加の非線形効果ならびに乱流の実世界の効果を考慮に入れるために、定数Ｋで定義される単純な線形関係を各センサ箇所における変換Ｔ_ｋ（Ｐ_ｋ，ρ）に置き換えることができる。

要するに、標準的なピトー管対気速度センサに特有の着氷および閉塞の問題を解消するために、ＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサの概念が開示されている。このＭＥＭＳベースのコンフォーマル対気速度センサは、空気流をその流路付きの表面に導き、流路を流れる空気と流路の下の静圧との相対的な空気圧を測定して、航空機の対気速度を推定する。コンフォーマル表面構造は、可撓性材料で作られ、付属品または主要な対気速度センサとしての航空機の側部または底部に取り付けることができる。

対気速度センサについて種々の実施形態を参照して説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示の範囲から逸脱することなく、種々の変更を行うことができ、それらの要素を均等物に代えることができることを理解するであろう。加えて、特定の状況に本明細書の教示を適合させるために、本明細書の教示の範囲から逸脱することなく、多くの修正を行うことができる。それゆえ、特許請求の範囲は、本明細書に開示する特定の実施態様に限定されないことが意図される。

以下に明記する方法クレームは、本明細書に列挙する動作が、アルファベット順（クレーム中のアルファベット順は予め列挙した動作を参照する目的でのみ使用される）またはこれらの動作が列挙される順に実行されることを要求するものと解釈されるべきではないく、同時にまたは交互に行われる２つ以上の動作を除外するものと解釈されるべきものでもない。

１０ピトー管
１２管
１４圧力変換器
１６空気取入口
１８空気取入口
２０ＭＥＭＳ容量型差圧センサ
２０ａＭＥＭＳ差圧センサ
２０ｂＭＥＭＳ差圧センサ
２０ｃＭＥＭＳ差圧センサ
２２基板
２４周壁
２６空隙部
２８底部電極
３０ダイヤフラム膜
３２頂部電極
３４空気流路
３４ａ空気流路
３４ｂ空気流路
３４ｃ空気流路
３５静圧流路
３５ａ静圧流路
３５ｂ静圧流路
３６静圧室
３６ａ静圧室
３６ｂ静圧室
３６ｃ静圧室
３８コンフォーマル対気速度センサ
４０コンフォーマル表面
４０ａコンフォーマル表面の部分（外側部分）
４０ｂコンフォーマル表面の部分（空気流路の壁部分）
４０ｃコンフォーマル表面の部分（空気流路の壁部分）
４０ｄコンフォーマル表面の部分（外側部分）
４２裏側表面
４４内部リブ
４６熱伝導性ゲル
４８湾曲表面、外面
５０ステップ
５２スイッチ
５４ソフトウェアモジュール
５６スイッチ制御回路
５８抵抗加熱ワイヤ
６０ＭＥＭＳ差圧信号調整回路
６２アナログ‐デジタル変換
６４デジタルプロセッサ
６６不揮発性メモリ
６８電源
７０駆動回路

Claims

第１の開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造と、
前記第１の開放空気流路の真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第１の開放空気流路と流体連通する第１の圧力センサと
を備える装置。
前記可撓性構造が、静圧入力と、前記静圧入力と流体連通する静圧室とを備え、前記第１の圧力センサが前記静圧室と流体連通する、請求項１に記載の装置。
前記第１の圧力センサが、微小電気機械システムを備える容量型差圧センサであり、更に、前記第１の圧力センサが、第１の電極が形成された変形可能なダイヤフラム膜と、第２の電極が形成された基板と備え、前記第１および第２の電極が、前記変形可能なダイヤフラム膜の撓みの関数である距離で隔てられる、請求項１に記載の装置。
前記第１の開放空気流路が、狭窄部分を備え、前記第１の圧力センサが、前記第１の開放空気流路の前記狭窄部分の真下に配置される、請求項１に記載の装置。
前記可撓性構造の前記外面が、前記外面に形成された第２の開放空気流路を有し、前記装置が、前記第２の開放空気流路の真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第２の開放空気流路と流体連通する第２の圧力センサを更に備える、請求項１に記載の装置。
前記第１の圧力センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第１の信号調整回路と、
前記第１の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第１のデジタル信号に変換するように接続された第１のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第２の圧力センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第２の信号調整回路と、
前記第２の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第２のデジタル信号に変換するように接続された第２のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第１および第２のデジタル信号を考慮して対気速度推定値を算出するようにプログラムされたプロセッサと
を更に備える、請求項５に記載の装置。
加熱素子と、前記加熱素子を前記可撓性構造の前記外面に熱的に結合する熱伝導性ゲルとを更に備え、前記可撓性構造の前記外面が金属またはプラスチックで作られる、請求項１に記載の装置。
外面と飛行機の前記外面に取り付けられたコンフォーマル対気速度センサとを有する前記飛行機を備えるシステムであって、前記コンフォーマル対気速度センサが、
第１および第２の開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造と、
前記第１の開放空気流路の真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第１の開放空気流路と流体連通する第１の容量型差圧センサと、
前記第２の開放空気流路の真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第２の開放空気流路と流体連通する第２の容量型差圧センサと、
前記第１および第２の容量型差圧センサにより出力された信号に少なくとも部分的に基づいて前記飛行機の対気速度を推定するようにプログラムまたは構成される電子回路と
を備える、システム。
前記可撓性構造が、静圧入力と、前記静圧入力と流体連通する第１および第２の静圧室とを備え、前記第１の容量型差圧センサが前記第１の開放空気流路と前記第１の静圧室との間に配置され、前記第２の容量型差圧センサが前記第２の開放空気流路と前記第２の静圧室との間に配置される、請求項８に記載のシステム。
前記第１および第２の容量型差圧センサの各々が、第１の電極が形成された変形可能なダイヤフラム膜と、第２の電極が形成された基板と備え、前記第１および第２の電極が、前記変形可能なダイヤフラム膜の撓みの関数である距離で隔てられる、請求項８に記載のシステム。
前記第１および第２の開放空気流路の各々が、それぞれの狭窄部分を備え、前記第１の容量型差圧センサが、前記第１の開放空気流路の前記狭窄部分の真下に配置され、前記第２の容量型差圧センサが、前記第２の開放空気流路の前記狭窄部分の真下に配置される、請求項８に記載のシステム。
前記電子回路が、
前記第１の容量型差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第１の信号調整回路と、
前記第１の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第１のデジタル信号に変換するように接続された第１のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第２の容量型差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第２の信号調整回路と、
前記第２の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第２のデジタル信号に変換するように接続された第２のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第１および第２のデジタル信号を考慮して対気速度推定値を算出するようにプログラムされたプロセッサと
を備える、請求項８に記載のシステム。
加熱素子と、前記加熱素子を前記可撓性構造の前記外面に熱的に結合する熱伝導性ゲルとを更に備え、前記可撓性構造の前記外面が金属またはプラスチックで作られる、請求項８に記載のシステム。
流体媒体中を移動するように動作可能である乗物の速度を推定する方法であって、
１つまたは複数の開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造を前記乗物の外面に取り付けるステップと、
前記１つまたは複数の開放空気流路の狭窄部分の真下に設置された１つまたは複数の差圧センサからの信号を送信するステップと、
前記乗物の移動中に周囲の流体媒体に対する前記乗物の前記速度を算出するステップであって、前記速度の算出が前記流体媒体の密度および前記１つまたは複数の差圧センサにより送信された信号に基づく、ステップと
を含む、方法。
各異なる差圧センサにより送信された各信号が、それぞれの開放空気流路の真下の静圧と該開放空気流路における全圧との差を表す、請求項１４に記載の方法。